DE69511623T2

DE69511623T2 - Befestigungsvorrichtung für eine Komposit-Flugzeugauskleidung

Info

Publication number: DE69511623T2
Application number: DE69511623T
Authority: DE
Inventors: Christopher Ch. Jones; Barry John Pridham; Austyn Stephens
Original assignee: British Aerospace PLC
Current assignee: BAE Systems PLC
Priority date: 1994-06-02
Filing date: 1995-06-01
Publication date: 1999-12-09
Anticipated expiration: 2015-06-02
Also published as: DE69511623D1; GB9411006D0; ES2136249T3; EP0685389A1; EP0685389B1; US5845872A

Description

Diese Erfindung bezieht sich auf Flugzeug-Blitzschlagschutz-Anordnungen insbesondere auf ein Verfahren zum Befestigen von Flugzeughautpaneelen auf eine Flugzeugunterstruktur, die zum Beispiel die Wand eines Treibstofftanks sein kann, wenn die Paneele und die Unterstruktur aus Compositmaterialien gemacht sind wie Kohlefasercomposits.
Der Begriff "Compositmaterial" wie hier benutzt, bezieht sich auf nicht- metallische Faser- und Harzverbundstoffe, die einen hohen Widerstand darstellen für das elektrische Leiten von Strömen in der Größenordnung von denen, die durch Blitzeinschläge erzeugt werden.
Kohlefasercomposite werden verstärkt für Flugzeugstrukturen eingesetzt anstelle der Aluminium- und ähnlicher Metallkomponenten, die früher benutzt wurden. Obwohl Kohlefasercompositstrukturen generell fester und steifer als ihre metallischen Gegenteile sind, mangelt ihnen die Toleranz der metallischen Komponenten bei Blitzschlag.
Ein Blitzschlag in ein Flugzeug bewirkt, dass ein hoher elektrischer Strom, der typischer Weise in der Größenordnung von 100.000 Ampere sein kann, durch den Flugzeugrahmen fließt. Bei einer Kohlefasercompositstruktur wirken die Kohlefaserschichten als Hochwiderstandskondensatoren und das Harz zwischen den Schichten dient als hochkapazitive Dielektrizitätsschichten, sodass Blitzschlag, der Kohlefasercomposite trifft, zu einem sich erhöhenden Potentialunterschied über die Schichtenstruktur führt, aber ohne dass ein elektrisch leitfähiger Weg zum Entladen des Stromes einfach zur Verfügung stünde. Der Strom neigt daher dazu, sich an den Befestigungselementen zwischen den Hautpaneelen und der Flugzeugunterstruktur zu konzentrieren, da diese Befestigungselemente generell wegen der Festigkeit aus hochleitfähigen Legierungen hergestellt sind. Wenn die Blitzenergie sich nicht in einer ausreichenden Rate verteilen kann, ist es wahrscheinlich, dass Lichtbögen und gefährliche Funken auftreten.
Dies ist ein erhebliches Problem, insbesondere wenn die Unterstruktur die Wand eines Treibstofftanks ist und Lichtbögen das hochgefährliche Risiko in sich tragen, Funken, geschmolzenes Material und heiße Gase in den Treibstofftank zu injizieren.
Eine erhebliche Menge an Forschung wurde aufgewandt, um Lösungen zu diesem Problem vorzusehen, aber bisher hat sich keine als gänzlich zufriedenstellend herausgestellt für Zwecke der praktischen Produktion.
Ein bekannter Ansatz, um den Effekt von Blitzschlägen auf nichtmetallische Strukturen zu reduzieren, ist, mittels Flammspritzen, einen gewebten Schirm, Folie oder Beschichten, eine leitende Schicht wie Aluminium auf die äußere Oberfläche der Hautpaneele aufzubringen, nachdem die Befestigung fertiggestellt wurde. Die Befestigungsköpfe werden von dieser leitfähigen Oberflächenschicht isoliert, beispielsweise durch Verwendung eines Glasfaserrückens für die metallische Schicht, die auf die Hautpaneele über die Befestigungsköpfe geklebt wird, bevor die metallische Schicht aufgebracht wird. Ein Problem bei dieser Art des Schutzes ist, dass ein zweiter Klebevorgang benötigt wird, um den Glasfaserrücken und die leitfähige Schicht auf die bereits zusammengebaute Struktur aufzubringen und es ist schwierig, eine zufriedenstellende Verbindung zu erreichen. Die schützende leitende Schicht fügt Masse zu, ohne zur Festigkeit der montierten Struktur beizutragen, und ist auch verletzlich durch Umweltbeschädigungen und ist schwierig zu warten. Die Herstellung und das Warten von solchen Anordnungen ist deshalb ganz klar teuer.
Ein anderer Ansatz ist, verschiedene Spezialdesigns von Befestigungen zu verwenden, wie sie beispielsweise offenbart werden in unseren früheren Patenten EP-0 269 458 und GB-A-2 212 580. Die Befestigungen, die in diesen Patenten offenbart sind, verwenden einen konischen Kopf zum Versenken in der Oberfläche des Hautpaneels für einen engen Kontakt damit und eine Mutter zum Sichern der Befestigung an ihrem Ort, wobei die Mutter aufgelegt ist, um elektrische Ströme sicher an die Unterstruktur zu übertragen, sodass keine Überschläge auftreten. Wiederum ist dieser Ansatz für das Problem des Überschlages teuer, da ein spezielles Design der Befestigungen benötigt wird.
Die GB-A-2 201 737 beschäftigt sich ebenfalls mit dem Problem des Blitzschlagschutzes aber im Wesentlichen in Bereichen einer Flugzeughaut, die unterbrochen ist durch Zugangsöffnungen und Verschlussteile, die diese Zugangsöffnungen verschließen. Dem Problem wird in diesem Zusammenhang begegnet, indem eine ringförmige metallische Dichtung zwischen der Compositflugzeughaut und dem Verschlussteil vorgesehen wird.
Die vorliegende Erfindung bemüht sich, die Probleme von Blitzschlägen in einer Compositflugzeugstruktur auf eine effiziente und relativ preiswerte Weise zu überwinden, die nicht den Gebrauch von speziell entworfenen Befestigungen benötigt.
Gemäß einem Aspekt der vorliegenden Erfindung ist ein Verfahren vorgesehen zur Befestigung einer äußeren Flugzeughaut auf einer inneren Unterstruktur, die beide aus einem nicht-metallischen Faser- und Harzcompositmaterial hergestellt sind, wobei das Verfahren die Schritte einschließt, einen Bolzen durch die äußere Komposithaut und die innere Unterstruktur zu führen, und den Bolzen mittels einer Mutter, die direkt oder indirekt eine innere Fläche der inneren Unterstruktur kontaktiert, zu sichern, und das dadurch gekennzeichnet ist, dass die elektrisch leitfähige Schicht in eine äußere Oberfläche der Außencomposithaut eingeschlossen wird, wobei die genannte elektrisch leitfähige Schicht einen massiven oder im Wesentlichen massiven Metallstreifen enthält, und den Bolzen durch die elektrisch leitfähige Schicht als auch durch die äußere Composithaut und die innere Unterstruktur zu führen, wobei die elektrisch leitfähige Schicht als ein leitfähiger Weg dient, um elektrische Ströme von einem Blitzschlag von der Befestigung wegzuführen, um an der Befestigung Überschläge zu verhindern.
Vorzugsweise umfasst das Verfahren weiterhin, Isoliermaterial über den Kopf des Bolzens aufzubringen.
Bevorzugterweise ist die elektrisch leitfähige Schicht ein Metallstreifen, der entlang Reihen von Befestigungsöffnungen in der äußeren Composithaut angebracht ist.
Das Isoliermaterial kann aufgebracht werden in der Form eines Isolierstreifens über die Außenfläche des Bolzenkopfs während des normalen Flugzeuganstreichprozesses, entweder vor oder nach einer Primerbeschichtung. Alternativ kann der Bolzenkopf in die äußere Komposithaut versenkt werden auf eine Tiefe unterhalb des Niveaus der elektrisch leitfähigen Schicht und das Isoliermaterial kann auf den Bolzenkopf aufgebracht werden, um im Wesentlichen bündig mit der äußeren Oberfläche der elektrisch leitfähigen Schicht zu sein.
Die elektrisch leitfähige Schicht bildet einen leitfähigen Weg, um viel des elektrischen Stromes von einem Blitzschlag von der Befestigung weg zu verteilen und das Isoliermaterial stellt sicher, dass jegliche Überschläge, die auftreten, vorzugsweise auf die elektrisch leitfähige Schicht übergehen anstatt auf die Befestigung und reduziert so die Wahrscheinlichkeit, dass sich ein Bogen auf den Kopf einer Befestigung festsetzt. Demzufolge ist ein wesentlicher Teil der Blitzenergie von der Befestigung weg verstreut und die Wahrscheinlichkeit, dass Überschläge innerhalb der inneren Unterstruktur auftreten, ist minimiert, was wesentlich ist für den Fall, dass die innere Unterstruktur die Wand eines Treibstofftanks enthält.
Gemäß einem anderen Aspekt der vorliegenden Erfindung ist eine Kombination vorgesehen einer äußeren Flugzeughaut, einer inneren Unterstruktur, die aus einem nicht-metallischen Faser- und Harzcompositmaterial besteht, und einer Befestigung, die die genannte äußere Haut mit der genannten inneren Substruktur verbindet, wobei die Befestigung einen Bolzen umfasst, der durch die äußere Haut und die innere Unterstruktur geführt ist und eine Mutter auf dem Bolzen, die sich direkt oder indirekt mit einer inneren Fläche der inneren Substruktur verbindet, und die dadurch gekennzeichnet ist, dass eine elektrisch leitfähige Schicht in die äußere Haut integriert ist, wobei die elektrisch leitfähige Schicht einen massiven oder im Wesentlichen massiven Metallstreifen umfasst, wobei der Bolzen sowohl durch die elektrisch leitfähige Schicht geführt ist als auch durch die äußere Haut und die innere Unterstruktur, wobei die elektrisch leitfähige Schicht als ein leitfähiger Weg dient, um elektrische Ströme von dem Blitzschlag von der Befestigung wegzuführen, um Überschläge an der Befestigung zu verhindern.
Die Erfindung sieht ebenfalls eine Befestigung vor, die durch das Verfahren gemäß der oben erwähnten Erfindung erhalten wird.
Die Erfindung wird weiter beschrieben an Hand eines Beispiels unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen bei denen darstellt:
Fig. 1 ist ein Querschnitt durch eine Befestigung, die in einer Flugzeugstruktur installiert ist, gemäß der vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 ist ein Querschnitt durch eine Befestigung, die in einer Flugzeugstruktur installiert ist, gemäß einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung; und
Fig. 3 ist ein Querschnitt durch eine Befestigung, die in einer Flugzeugstruktur installiert ist, gemäß einer weiteren Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
In der Fig. 1 ist eine Befestigung 10 gezeigt, die ein Hautpaneel 12 einer Flugzeugstruktur an eine innere Unterstruktur 14 sichert, die die Wand eines Treibstofftanks enthält. Sowohl das Hautpaneel 12 und die Unterstruktur 14 sind aus Kohlefasercompositmaterialien von niedrigem Gewicht und hoher Festigkeit hergestellt. Die Befestigung 10 ist aus Metall hergestellt und umfasst einen Bolzen 11, der einen abgeschrägten Kopf 16 hat, der in eine entsprechend geformte Öffnung 18 in dem Hautpaneel 12 versenkt ist, und einen Schaft 20, der durch das Hautpaneel 12 und die Unterstruktur 14 geführt ist, um durch eine metallische Mutter 22 gesichert zu werden, die sich mit der Unterstruktur 14 verbindet. Eine isolierende Beilage 24 ist zwischen dem Hautpaneel 12 und der Unterstruktur 14 angebracht als ein Füller, um Unterschiede in der Dicke des Hautpaneels 12 auszugleichen.
Wie gezeigt ist ein metallischer Streifen 26 in einer Außenfläche des Hautpaneels 12 während der Herstellung eingeformt und das Verfahren zur Befestigung der Flugzeugstruktur umfasst, den Bolzen 11 der Befestigung 10 durch eine Öffnung 28 in der metallischen Schicht 26 und den Rest des Hautpaneels 12 und durch eine entsprechende Öffnung 30 in der Unterstruktur 14 durchzuführen, wonach die Mutter 22 auf den Schaft 20 des Bolzens aufgebracht wird, um den Treibstofftank an seinem Platz zu sichern.
Danach wird die Flugzeugstruktur angestrichen und die normale Primerbeschichtung 32 wird über die äußere Oberfläche des Hautpaneels 12 aufgebracht, die sowohl den metallischen Streifen 26 und den Kopf 16 der Befestigung 10 überdeckt, die bündig ist mit der äußeren Oberfläche des metallischen Streifens 26. Als nächstes wird eine Isolierschicht 34 über die Primerschicht 32 in der Nähe der Befestigung 10 aufgebracht, um den Bolzenkopf 16 abzudecken. Zuletzt wird die übliche Schicht oder Schichten 36 von Farbe über die gesamte Oberfläche aufgetragen.
Der metallische Streifen 26, der hier dargestellt ist, ist massiv und von ausreichender Dichte, das heißt mit einer insgesamten Querschnittsfläche, um einen sicheren Leitweg sicherzustellen, um viel des elektrischen Stro mes von der Befestigung 10 wegzuleiten, der im Betrieb durch Blitzschläge erzeugt wird. Die Isolierschicht 34 sichert, dass jegliche Bogenbildung in der Nähe des metallischen Streifens entsteht anstatt in der des Bolzenkopfs 16 der Befestigung 10 und unterstützt die Verteilung der Blitzenergie weg von der Befestigung 10 und derart ebenfalls weg von dem Inneren des Treibstofftanks.
Eine Abwandlung der Erfindung wird nun beschrieben unter Bezugnahme auf die Fig. 2, in der gleiche Bezugszeichen benutzt wurden für gleiche Teile. Lediglich die Unterschiede werden beschrieben.
Bei der Befestigung, die in Fig. 2 gezeigt ist, ist der Kopf 16 des Bolzens 11 der Befestigung 10 in das Hautpaneel 12 eingesenkt, sodass seine äußere Oberfläche 40 unterhalb der äußeren Fläche des Hautpaneels 12 liegt, das heißt unter der äußeren Oberfläche des Metallstreifens 26. In diesem Zustand wird eine Schicht von Isoliermaterial 42 innerhalb der Öffnung 28 über dem Bolzenkopf 16 aufgebracht, um den Rest der Öffnung zu füllen, bis die Isolierschicht 42 bündig ist mit der äußeren Fläche des Hautpaneels 12 und mit der Außenfläche des Metallstreifens 26. Danach werden die Primerschicht 32 und die Farbschicht 36 auf die übliche Weise aufgetragen.
Die Wirkungen und Vorteile der Befestigung, wie sie gemäß Fig. 2 erreicht werden, sind ähnlich denen, die mit der Befestigung erreicht werden, die in Fig. 1 gezeigt ist.
Eine weitere Abwandlung der Erfindung wird nun beschrieben unter Bezugnahme auf die Fig. 3. Wieder sind gleiche Bezugszeichen verwandt worden für gleiche Teile und lediglich die Unterschiede werden beschrieben.
In diesem Fall wird der Bolzen 11 der Befestigung 10 durch den metallischen Streifen 26 und den Rest des Hautpaneels 12 geführt, wie im Fall der Ausführungsform gemäß Fig. 1, und die äußere Fläche des Kopfes 16 ist bündig mit der äußeren Fläche des metallischen Streifens 26. Die Befestigung 10 ist so bemessen, um eine feste, das heißt Übergangsbefestigung mit den Öffnungen 18 und 30 in dem Hautpaneel 12 bzw. der Unterstruktur 14 zu sein, sodass die Befestigung 10 in einem gut leitenden Kontakt ist mit den Hochwiderstand leitenden Carbonfaserschichten in dem Compositmaterial des Hautpaneels 12 und der Unterstruktur 14. Zusätzlich wird der Bolzenkopf 16 eingebettet in den metallischen Streifen 26, sodass ein leitfähiger Weg existiert von dem Kopf 16 zu dem metallischen Streifen 26 für die Verteilung von Blitzschlagenergie.
Bei dieser Ausführungsform wird deshalb die Isolierschicht weggelassen, aber die Befestigung 10 ist in einer engen Übergangspassung mit dem umgebenden Kohlenstofffasercompositmaterial und kann deshalb die hohen elektrischen Ströme ertragen, die durch Blitzschläge erzeugt werden und kann ohne Funkenschlag überleben. Jegliche Funken, die auftreten, und ihre Produkte können nicht von innerhalb der Öffnungen 18 und 30 in die umgebende Luft entfliehen und werden derart harmlos gehalten. Es wurde festgestellt, dass diese Ausführungsform praktikabel ist mit gewissen Arten von Befestigungen 10.
Verschiedene Veränderungen sind möglich innerhalb des Umfanges der Erfindung. Zum Beispiel können die Befestigungen 10 konventionelle Mutter- und Bolzenbefestigungen sein. In dem Fall der dargestellten Bolzen 11 kann der Bolzenkopf 16 flachseitig und mehrfach facettiert sein, oder er kann auch frustokonisch sein; und die Mutter 22 kann in direktem oder indirektem Kontakt mit der Unterstruktur 14 sein.
Obwohl der metallische Streifen 26 eingesetzt in das Hautpaneel 12 dargestellt ist, kann er alternativ über die äußere Fläche des Hautpaneels 12 aufgebracht sein und dann kann die Befestigung 10 als Bolzen durch eine Öffnung in dem Streifen 26 und eine Öffnung in dem Hautpaneel 12 geführt sein.
Der Metallstreifen 26, der in jeder der beschriebenen Ausführungsformen beschrieben ist, ist massiv, aber eine alternative Möglichkeit ist, einen Streifen zu benutzen, der im Wesentlichen massiv ist, aber der durch gelegentliche relativ kleine Öffnungen durchbrochen ist, solange die Dichte oder eine Gesamtquerschnittsfläche des Streifens ausreichend bleibt, um einen sicheren Leitweg zur Verteilung der Blitzschlagenergie darzustellen.
Im Falle der Ausführungsform gemäß Fig. 1 ist die dargestellte Isolierschicht 34 über die Primerschicht 32 aufgebracht, aber sie kann alternativ auch vor und somit unter dieser Primerschicht 32 aufgebracht werden. Die Effekte werden die gleichen sein.
Eine Vielzahl von metallischen Streifen 26 können angeordnet sein, um ein verbindendes Gitter zu bilden, das sich sowohl spantenweise als auch gurtweise von einem Flugzeugpaneel erstreckt, um einen größeren metallischen Bereich anzubieten, über den sich Blitzschlagenergie verteilt. In diesem Fall kann das Gitter mit einem metallischen Teil der Struktur verbunden sein, um einen Weg für den Strom vorzusehen, um von den Compositpaneelen auf eine metallische Struktur des Flugzeuges überzugehen.

Claims

1. Ein Verfahren zum Befestigen zum Befestigen einer Flugzeugaußenhaut (12) aus Composit an einer inneren Substruktur (14), die beide aus einem nichtmetallischen Faser- und Harz-Compositmaterial bestehen, wobei das Verfahren die Schritte umfaßt, einen Befestigungsbolzen (11) durch die äußere Composithaut und die innere Unterstruktur zu stecken und den Bolzen mittels einer Mutter (2) zu sichern, die sich direkt oder indirekt mit einer inneren Fläche der inneren Unterstruktur verbindet, und gekennzeichnet durch Integrierung einer elektrisch leitfähigen Schicht (26) in eine äußere Oberfläche der äußeren Composithaut, wobei die elektrisch leitfähige Schicht einen massiven oder im wesentlichen massiven Metallstreifen (26) aufweist, und durch das Durchführen des Bolzens durch die elektrisch leitfähige Schicht als auch durch die äußere Composithaut und die innere Unterstruktur, wobei die elektrisch leitfähige Schicht als ein leitfähiger Weg dient, um den elektrischen Strom eines Blitzschlages von der Befestigung abzuleiten, um Überschläge an der Befestigung zu verhindern.

2. Verfahren gemäß Anspruch 1, gekennzeichnet durch den Schritt, Isoliermaterial (34, 42) über einen Kopf (16) des Bolzens aufzubringen.

3. Verfahren gemäß Anspruch 2, gekennzeichnet durch den Schritt, die äußere Composithaut anzustreichen und während des Anstreich-Schrittes einen Isolierstreifen (34) über die Außenfläche des Kopfes des Bolzens aufzubringen, um das Isoliermaterial vorzusehen.

4. Verfahren gemäß Anspruch 3, bei dem der Isolierstreifen entweder vor oder nach einer Primerschicht von Farbe aufgebracht wird.

5. Verfahren gemäß Anspruch 2, umfassend das Einlassen des Bolzenkopfes in die äußere Composithaut auf eine Tiefe unterhalb des Niveaus der elektrisch leitfähigen Schicht und Aufbringen des Isoliermateriales (42) auf den Kopf des Bolzens, um im wesentlichen bündig mit einer äußeren Oberfläche der elektrisch leitfähigen Schicht zu sein.

6. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 1 bis 5, gekennzeichnet durch Auftragen des Metallstreifens (26) entlang Reihen von Öffnungen für entsprechende Befestigungen in der äußeren Composithaut, um die elektrische leitfähige Schicht vorzusehen.

7. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 1 bis 6, gekennzeichnet durch den Schritt, den Bolzen mit einem Preßsitz in eine Öffnung (18) in der äußeren Composithaut einzusetzen.

8. Kombination aus einer Luftfahrzeugaußenhaut (12), einer inneren Substruktur (14), die beide aus einem nichtmetallischen Faser- und Harz- Compositmaterial bestehen, und einer Befestigung (10), die die äußere Haut an die innere Substruktur fixiert, wobei die Befestigung einen Bolzen umfaßt, der durch die äußere Haut und die innere Substruktur geführt ist, und eine Mutter auf dem Bolzen, die sich direkt oder indirekt mit einer inneren Oberfläche der inneren Substruktur verbindet, und charakterisiert durch eine elektrisch leitfähige Schicht (26), die in die äußere Haut integriert ist, wobei die elektrisch leitfähige Schicht einen massiven oder im wesentlich massiven Metallstreifen umfaßt, wobei der Bolzen durch die elektrisch leitfähige Schicht eingesetzt wird als auch durch die äußere Haut und die innere Substruktur, wodurch die elektrisch leitfähige Schicht als ein leitfähiger Weg dient, um den elektrischen Strom eines Blitzschlages von der Befestigung wegzuführen, um Überschlag an der Befestigung zu vermeiden.

9. Kombination gemäß Anspruch 8, gekennzeichnet durch ein Isoliermaterial (34, 42) über einem Kopf (16) des Bolzens und optional gekennzeichnet, indem der Bolzen in einer Preßpassung in einer Öffnung (18) in der äußeren Composithaut sitzt.